本申請(qǐng)屬于運(yùn)載火箭的姿態(tài)控制領(lǐng)域，具體的，為一種運(yùn)載火箭復(fù)合姿態(tài)控制方法。

背景技術(shù)：

1、運(yùn)載火箭的飛行姿態(tài)控制中，需要控制噴管的朝向或沖量進(jìn)行姿態(tài)調(diào)整，但是在惡劣環(huán)境中，噴管的伺服機(jī)構(gòu)容易出現(xiàn)變形量增大問題，形成抖動(dòng)姿態(tài)角偏差量，且抖動(dòng)姿態(tài)角偏差量會(huì)和箭體自身的姿態(tài)角偏差量耦合，使得誤差增大。為了提升運(yùn)載火箭的姿態(tài)角偏差量精度，且降低采用多步驟姿態(tài)控制中可能產(chǎn)生的控制效率降低問題，有必要提出一種針對(duì)運(yùn)載火箭姿態(tài)的復(fù)合控制方法。

2、申請(qǐng)內(nèi)容

3、在申請(qǐng)內(nèi)容部分中引入了一系列簡化形式的概念，這將在具體實(shí)施方式部分中進(jìn)一步詳細(xì)說明。本申請(qǐng)的申請(qǐng)內(nèi)容部分并不意味著要試圖限定出所要求保護(hù)的技術(shù)方案的關(guān)鍵特征和必要技術(shù)特征，更不意味著試圖確定所要求保護(hù)的技術(shù)方案的保護(hù)范圍。

4、第一方面，本申請(qǐng)實(shí)施例提供一種運(yùn)載火箭復(fù)合姿態(tài)控制方法，所述方法包括：

5、獲取箭體姿態(tài)角偏差量；

6、將所述姿態(tài)角偏差量輸入至側(cè)噴流校正網(wǎng)絡(luò)，以獲取姿態(tài)噴管控制信號(hào)；

7、將所述姿態(tài)角偏差量輸入至擺動(dòng)噴管校正網(wǎng)絡(luò)，以獲取擺動(dòng)噴管伺服控制信號(hào)；

8、基于所述姿態(tài)噴管控制信號(hào)和所述擺動(dòng)噴管伺服控制信號(hào)對(duì)所述目標(biāo)箭體進(jìn)行姿態(tài)控制。

9、在本申請(qǐng)的一個(gè)實(shí)施例中，所述將所述姿態(tài)角偏差量輸入至側(cè)噴流校正網(wǎng)絡(luò)，以獲取姿態(tài)噴管控制信號(hào)，包括：

10、將所述姿態(tài)角偏差量輸入至所述側(cè)噴流校正網(wǎng)絡(luò)，以獲取側(cè)噴流校正模型的輸出量；

11、根據(jù)所述側(cè)噴流校正模型的輸出量和姿控噴管開關(guān)門限值進(jìn)行姿控噴管的繼電器特性處理操作，以獲取所述姿態(tài)噴管控制信號(hào)。

12、在本申請(qǐng)的一個(gè)實(shí)施例中，所述噴管的繼電器特性處理操作基于下式確定：

13、

14、其中，δzk表示所述姿態(tài)噴管控制信號(hào)；mzk表示所述控噴管開關(guān)門限值，δcpl表示所述側(cè)噴流校正模型的輸出量。

15、在本申請(qǐng)的一個(gè)實(shí)施例中，所述側(cè)噴流校正網(wǎng)絡(luò)的校正模型為：

16、

17、其中，δcpl表示側(cè)噴流校正模型的輸出量；j表示復(fù)數(shù)單位；z表示復(fù)數(shù)變量；表示運(yùn)載火箭的箭體姿態(tài)角偏差量；gcpl表示側(cè)噴流校正傳遞函數(shù)；

18、

19、其中，ζz表示側(cè)噴流校正傳遞函數(shù)的零點(diǎn)阻尼；ωz表示側(cè)噴流校正傳遞函數(shù)的零點(diǎn)頻率；ζp表示側(cè)噴流校正傳遞函數(shù)的極點(diǎn)阻尼；ωp表示側(cè)噴流校正傳遞函數(shù)的極點(diǎn)頻率；s表示側(cè)噴流校正傳遞函數(shù)的頻率響應(yīng)；所述側(cè)噴流校正傳遞函數(shù)的零點(diǎn)阻尼和所述側(cè)噴流校正傳遞函數(shù)的極點(diǎn)阻尼由運(yùn)載火箭的性能確定，kjz為側(cè)噴流校正網(wǎng)絡(luò)增益。

20、在本申請(qǐng)的一個(gè)實(shí)施例中，所述擺動(dòng)噴管校正網(wǎng)絡(luò)的校正模型為：

21、

22、其中，δbc表示擺動(dòng)噴管校正模型的輸出量；j表示復(fù)數(shù)單位；z表示復(fù)數(shù)變量；表示箭體姿態(tài)角偏差量；gbc表示擺動(dòng)噴管校正傳遞函數(shù)；

23、

24、其中，ωn表示擺動(dòng)噴管校正傳遞函數(shù)的極點(diǎn)頻率，ζn表示擺動(dòng)噴管校正傳遞函數(shù)的極點(diǎn)阻尼，s表示擺動(dòng)噴管校正傳遞函數(shù)的頻率響應(yīng)，所述擺動(dòng)噴管校正傳遞函數(shù)的極點(diǎn)頻率和擺動(dòng)噴管校正傳遞函數(shù)的極點(diǎn)阻尼由運(yùn)載火箭性能參數(shù)確定。

25、在本申請(qǐng)的一個(gè)實(shí)施例中，還包括：

26、基于箭體實(shí)際姿態(tài)角和箭體目標(biāo)姿態(tài)角基于負(fù)反饋調(diào)節(jié)，獲取姿態(tài)角偏差量。

27、在本申請(qǐng)的一個(gè)實(shí)施例中，所述復(fù)合姿態(tài)控制包括側(cè)噴流控制和擺動(dòng)噴管控制，基于所述姿態(tài)噴管控制信號(hào)控制目標(biāo)箭體的姿態(tài)噴管開閉，以控制所述擺動(dòng)噴管控制造成的箭體姿態(tài)角偏差量；

28、基于擺動(dòng)噴管伺服控制信號(hào)控制所述目標(biāo)火箭的噴管，以控制所述目標(biāo)箭體的箭體姿態(tài)角偏差量。

29、第二方面，本申請(qǐng)?zhí)岢鲆环N運(yùn)載火箭復(fù)合姿態(tài)控制裝置，包括：

30、箭體姿態(tài)角偏差量測量單元，用于基于箭體實(shí)際姿態(tài)角和箭體目標(biāo)姿態(tài)角和負(fù)反饋調(diào)節(jié)，獲取姿態(tài)角偏差量；

31、擺動(dòng)噴管校正單元，用于基于所述姿態(tài)角偏差量，獲取擺動(dòng)噴管伺服控制信號(hào)；

32、側(cè)噴流校正單元，用于基于所述姿態(tài)角偏差量，獲取姿控噴管控制信號(hào)；

33、箭體姿態(tài)控制單元，用于基于所述擺動(dòng)噴管伺服控制信號(hào)和所述姿控噴管控制信號(hào)，調(diào)整目標(biāo)火箭姿態(tài)。

34、第三方面，本申請(qǐng)?zhí)岢鲆环N計(jì)算機(jī)可讀存儲(chǔ)介質(zhì)，其特征在于，所述計(jì)算機(jī)可讀存儲(chǔ)介質(zhì)包括存儲(chǔ)的程序，其中，在所述程序被處理器執(zhí)行時(shí)實(shí)現(xiàn)上述第一方面中任一項(xiàng)所述的運(yùn)載火箭復(fù)合姿態(tài)控制步驟。

35、第四方面，本申請(qǐng)?zhí)岢鲆环N電子設(shè)備，其特征在于，所述電子設(shè)備包括至少一個(gè)處理器、以及與所述處理器連接的至少一個(gè)存儲(chǔ)器；其中，所述處理器用于調(diào)用所述存儲(chǔ)器中的程序指令，執(zhí)行上述第一方面中任一項(xiàng)的運(yùn)載火箭復(fù)合姿態(tài)控制步驟。

36、綜上，本申請(qǐng)實(shí)施例的一種運(yùn)載火箭復(fù)合姿態(tài)控制方法包括：獲取箭體姿態(tài)角偏差量，將箭體姿態(tài)角偏差量同時(shí)發(fā)送到側(cè)噴流校正網(wǎng)絡(luò)和擺動(dòng)噴管校正網(wǎng)絡(luò)，其中，側(cè)噴流校正網(wǎng)絡(luò)接收到姿態(tài)角偏差量之后進(jìn)行輸出，并且該輸出被發(fā)送給姿控噴管開關(guān)門限，以進(jìn)行數(shù)值比較，當(dāng)輸出值超出了開關(guān)門限值時(shí)，姿控噴管按照原始朝向開啟，當(dāng)輸出值小于開關(guān)門限的負(fù)數(shù)時(shí)，則姿控噴管向原始方向的反方向運(yùn)行，其他參數(shù)范圍時(shí)，姿控噴管關(guān)閉，基于該方法，調(diào)整姿控噴管的運(yùn)行狀態(tài)，而對(duì)于擺動(dòng)噴管控制系統(tǒng)，則無需利用開關(guān)門限進(jìn)行開啟判斷，直接將擺動(dòng)噴管控制網(wǎng)絡(luò)的輸出發(fā)送到伺服裝置，調(diào)整擺動(dòng)噴管的運(yùn)行參數(shù)，實(shí)現(xiàn)對(duì)運(yùn)載火箭的大參數(shù)姿控調(diào)整。不僅能夠基于擺動(dòng)噴管控制系統(tǒng)對(duì)運(yùn)載火箭的整體姿態(tài)進(jìn)行控制，還可以對(duì)擺動(dòng)噴管姿控系統(tǒng)運(yùn)行中所產(chǎn)生的抖動(dòng)姿態(tài)角偏差量進(jìn)行控制，提高了姿態(tài)角偏差量的控制精度，而且將姿態(tài)角偏差量同時(shí)發(fā)送給兩個(gè)姿態(tài)控制網(wǎng)絡(luò)，充分提高了運(yùn)載火箭的姿控調(diào)整效率。

37、本申請(qǐng)?zhí)岢龅倪\(yùn)載火箭復(fù)合姿態(tài)控制方法中，本申請(qǐng)的其它優(yōu)點(diǎn)、目標(biāo)和特征將部分通過下面的說明體現(xiàn)，部分還將通過對(duì)本申請(qǐng)的研究和實(shí)踐而為本領(lǐng)域的技術(shù)人員所理解。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

技術(shù)特征：

1.一種運(yùn)載火箭復(fù)合姿態(tài)控制方法，其特征在于，包括：

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的運(yùn)載火箭復(fù)合姿態(tài)控制方法，其特征在于，所述將所述姿態(tài)角偏差量輸入至側(cè)噴流校正網(wǎng)絡(luò)，以獲取側(cè)噴流校正網(wǎng)絡(luò)輸出，進(jìn)而得到姿態(tài)噴管控制信號(hào)，包括：

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的運(yùn)載火箭復(fù)合姿態(tài)控制方法，其特征在于，所述噴管的繼電器特性處理操作基于下式確定：

4.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的運(yùn)載火箭復(fù)合姿態(tài)控制方法，其特征在于，所述側(cè)噴流校正網(wǎng)絡(luò)的校正模型為：

5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的運(yùn)載火箭復(fù)合姿態(tài)控制方法，其特征在于：所述擺動(dòng)噴管校正網(wǎng)絡(luò)的校正模型為：

6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的運(yùn)載火箭復(fù)合姿態(tài)控制方法，其特征在于，還包括：

7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的運(yùn)載火箭復(fù)合姿態(tài)控制方法，其特征在于，所述復(fù)合姿態(tài)控制包括側(cè)噴流控制和擺動(dòng)噴管控制，基于所述姿態(tài)噴管控制信號(hào)控制目標(biāo)箭體的姿態(tài)噴管開閉，以控制所述擺動(dòng)噴管控制造成的箭體姿態(tài)角偏差量；

8.一種運(yùn)載火箭復(fù)合姿態(tài)控制系統(tǒng)，其特征在于，包括：

9.一種計(jì)算機(jī)可讀存儲(chǔ)介質(zhì)，其特征在于，所述計(jì)算機(jī)可讀存儲(chǔ)介質(zhì)包括存儲(chǔ)的程序，其中，在所述程序被處理器執(zhí)行時(shí)實(shí)現(xiàn)如權(quán)利要求1至權(quán)利要求7中任一項(xiàng)所述的運(yùn)載火箭復(fù)合姿態(tài)控制步驟。

10.一種電子設(shè)備，其特征在于，所述電子設(shè)備包括至少一個(gè)處理器、以及與所述處理器連接的至少一個(gè)存儲(chǔ)器；其中，所述處理器用于調(diào)用所述存儲(chǔ)器中的程序指令，執(zhí)行如權(quán)利要求1至權(quán)利要求7中任一項(xiàng)所述的運(yùn)載火箭復(fù)合姿態(tài)控制步驟。

技術(shù)總結(jié)
本申請(qǐng)公開了一種運(yùn)載火箭復(fù)合姿態(tài)控制方法，包括：建立運(yùn)載火箭的擺動(dòng)噴管校正模型和側(cè)噴流校正模型，箭體姿態(tài)角偏差量同時(shí)向兩個(gè)模型發(fā)送，并計(jì)算輸出量，其中，側(cè)噴流校正模型的輸出量和姿控噴管開關(guān)門限比較，側(cè)噴流校正網(wǎng)絡(luò)的輸出量達(dá)到姿控噴管開關(guān)門限時(shí)，側(cè)噴流校正網(wǎng)絡(luò)的輸出才可實(shí)際作用于運(yùn)載火箭的箭體姿態(tài)控制過程。本申請(qǐng)通過對(duì)擺動(dòng)噴管校正模型和側(cè)噴流校正模型的共同應(yīng)用，消除了在惡劣環(huán)境下，擺動(dòng)噴管校正系統(tǒng)運(yùn)行時(shí)產(chǎn)生的抖動(dòng)姿態(tài)角偏差量，提高箭體姿態(tài)控制精度，且側(cè)噴流校正模型的輸出量經(jīng)過和姿控噴管開關(guān)門限的比較，保證側(cè)噴流校正模型只有在必要的情況下控制箭體姿態(tài)，從而提高了燃料利用率。

技術(shù)研發(fā)人員：岳小飛,朱丹,趙爽,張修瑋,黃曉平,何漫麗,楊凱銅,唐夢(mèng)瑩,周鑫,武曉麗
受保護(hù)的技術(shù)使用者：航天科工火箭技術(shù)有限公司
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2025/1/9